热刀式压紧释放装置释放可靠性验证试验及评估方法

介绍热刀式压紧释放装置的功能及工作原理,确定该型压紧释放装置的释放可靠性特征量为核心元件＂热刀＂的可使用次数。基于＂热刀＂元件使用次数服从泊松分布的基本假设,提出该型压紧释放装置的释放可靠性验证试验及评估方法,包括选择试验方法、确定试验件的状态、试验条件、试验程序、故障判据及可靠性评估方法,并给出了应用示例,可为其释放可靠性评估提供技术途径。     

一种形状记忆合金压紧释放装置设计与试验

研制了一种压紧释放装置,利用分组滚棒减小释放阻力,采用微小间隙(≤0.05mm)主动控制压紧面横向位移,由形状记忆合金(SMA)丝作为装置驱动源。文章提出了求解释放阻力与SMA回复力的设计方法,并对部件关键参数进行了设计与分析。经过试验验证,在预紧载荷12 000N、供电电流2A、-15℃真空环境下,释放时间为7.6s。与测量结果相比,释放时间与回复位移计算误差小于5%。此SMA压紧释放装置结构简单、功耗低、压紧面滑动微小,适用于精密展开部件的压紧与释放。     

航天非火工压紧释放装置研究综述

压紧释放装置是航天器机构系统中的核心部件,决定了连接承载能力与分离冲击大小。针对航天器对于低冲击解锁分离装置的迫切要求,梳理了近期国内外记忆合金、热切割、石蜡致动和电磁致动4类航天非火工压紧释放装置的相关研究进展,分别对其技术途径、作动机理、性能参数等进行介绍与评述。对国内外研究进行对比分析,总结了我国非火工压紧释放装置技术领域亟需突破的研究方向与关键技术,例如轻量化、低冲击、宽温度范围、高响应速度与高一致性、可重复、低成本。     

新型柔索式杆束结构压紧释放装置

针对空间机械臂、空间可展开天线等空间机构在收拢状态的杆束结构压紧与释放问题,提出一种基于柔性索捆绑压紧与热刀释放的新型压紧释放装置。建立了柔索式压紧释放装置锁紧状态的力学模型,分析了静态压紧和考虑惯性载荷情况下的绳索预紧力变化情况,得到了满足可靠压紧的绳索预紧力设计值。基于质量和刚度等效,设计了机械臂杆束结构力学等效件,并进行了正弦与随机振动力学试验。试验结果验证了所设计的柔索式杆束结构压紧释放装置的可行性,并可以推广到具有复杂包络的杆束结构压紧释放中。     

一种大型星载雷达天线限位式压紧释放方法

针对大型星载相控阵雷达天线子板数量多、尺寸大、质量重的特点,探索一种限位式压紧释放方法。基于压紧释放机构与星体结构一体化设计的思想,进行了系统方案设计和原理样机研制。围绕样机开展了系列性能试验,试验结果表明：系统基频满足运载工具的要求,能够承受发射期间的大量级振动,可为雷达天线提供良好动力学环境,实现天线可靠压紧。运动学仿真分析表明,入轨后星体桁架能够平稳展开,顺利释放雷达天线。经验证,限位式压紧释放系统方案合理可行,功能性能满足要求,可有效支撑卫星型号研制。     

一种高可靠轻量化泄压防热装置设计与验证

针对在轨具有封闭舱体的航天器发射过程中环境气压降低,需要对舱体进行即时泄压和再入过程中舱体气动防热的问题,文章基于杆式压紧释放原理提出了一种集泄压和防热两大功能于一体的高可靠作动装置。该装置在发射入轨段通过预置泄压孔实现舱内外压力平衡,入轨后通过机构作动密闭泄压孔实现气动防热功能,并给出工作到位信号。经仿真分析和试验验证,结果表明:该装置设计合理有效,并具备结构简单、轻量化、泄压效率高、可靠性高的特点,可为后续航天器舱体的主动泄压和热防护的机构产品设计提供参考。     

深空探测WIFI分离监视相机锁紧释放机构研制

文章提出了一种基于热刀切割UHMWPE绳的轻小型锁紧释放机构,质量仅为150g,高度只有27mm,用于拍摄“天问一号”着陆器与巡视器合影。设计卡爪装置对WIFI相机进行卡紧固定,采用UHMWPE绳对卡爪装置进行捆绑紧固,设计绳索预紧和收紧装置实现绳索拉紧,通过热刀组件熔断UHMWPE绳实现WIFI相机释放。为验证机构可靠性和对复杂空间环境适应性,开展了UHMWPE绳蠕变测试、抗辐照试验、机构解锁测试、力学试验等专项测试,结果表明该锁紧释放机构能够稳定锁紧和释放分离相机,具有体积小、质量轻、耐辐照、高可靠等特点。     

航天火工装置设计和研制的思路

美国航宇局于１９９５年发表了关于航天火工装置设计，研制和鉴定的技术备忘录，文中讨论了火工装置及其应用系统的设计和研制中的一些重要问题，并提供了工程信息和建议。     

运载火箭纵缝焊接系统定位压紧机构的研制

根据新一代运载火箭纵缝焊接系统的技术要求,研制了一套专用定位压紧机构。针对其定位精度和加工要求,采用工件在定位模胎上固定,由琴键压紧机构压紧的方案,并应用ANSYS对其关键零部件进行了有限元分析,从而为运载火箭纵缝焊接系统的研制成功奠定了基础。     

压紧杆式太阳翼自动化加载设备设计与验证

基于对国内外太阳翼压紧释放机构预紧实施的现状及存在问题的研究,开展设备小型化、轻量化、可视化设计,研制了一种电机驱动拉伸压紧杆的力反馈型自动化加载设备。该设备采用特制的夹紧接口,并利用凸轮原理解决了狭小空间内压紧杆的的夹紧难题;采用拉力传感器和力反馈系统等将太阳翼压紧杆预紧力施加精度控制在5%以内,有效地解决了预紧力加载的精度问题和自动预紧问题。为验证设备性能,开展了预紧力误差分析,设计了一套采用电阻应变片实时测量预紧力的方案,得出设备工作时预紧力的变化情况。试验结果表明,自动化加载设备不受人员技能水平的影响,绝对精度最大值为3.11%,单次加载时间小于1 min。     

从美军标MIL-STD-1540来看热试验在航天器研制中的应用

介绍美军标 MIL-STD-1540中有关热试验的内容并比较该标准 A、B 和C 三个版本中对热试验要求的变化和发展。着重讨论了组件级的热真空试验和热循环试验。     

火工驱动分离装置的应用

文章主要介绍了航天飞行器上使用的各种火工驱动分离装置的特点和性能 ,分析了应用情况 ,提出了今后研究的方向。     

航天器热传输技术研究进展

文章对航天器用热传输技术近期的发展进行了汇总,主要包括：导热材料、微小型热管、槽道热管、泵驱动两相流体回路、深冷环路热管、喷雾冷却系统以及基于MEMS技术的微型热传输技术。这些新技术是航天器高热流密度散热、大功率热传输、分散点热源散热及深低温热传输未来主要的解决途径,可供航天器热控研究及设计者参考。     

空间模拟碎片释放装置技术方案

为配合空间碎片主动清除技术的演示验证试验,提出了一种空间模拟碎片释放装置的技术方案:由模拟碎片及分离解锁装置组成。模拟碎片不具备任何合作特征,最初通过压紧杆与分离解锁装置相连,释放时由火工切割器切断压紧杆,模拟碎片在压缩弹簧的驱动下与分离解锁装置分离。最后,通过静载、模态、运动特性分析及分离解锁试验验证了该释放装置设计的正确性。     

星载电子设备的热设计

介绍了星载电子设备的温升控制的各种方法，除了采用导热、热辐射设计外，还采用了热管的高效传热的方法。     

在轨释放、分离载荷动力学仿真研究

某些航天器需要在飞行过程中释放、分离载荷,由此涉及的动力学问题,关系到航天器平台与载荷的控制。文章主要对此类航天器的多体动力学问题进行研究,基于机械系统动力学仿真分析（ADAMS）软件平台建立了包括航天器平台、载荷和两类分离机构等在内的仿真模型,通过对三种在轨释放、分离载荷方案的分离过程动力学仿真结果对比分析以及参数化仿真分析,为载荷释放、分离方案设计提供参考。     

航天火工装置设计和研制的思路

美国航宇局于1995年发表了关于航天火工装置设计、研制和鉴定的技术备忘录,文中讨论了火工装置及其应用系统的设计和研制中的一些重要问题,并提供了工程信息和建议。     

用于连接与分离的非火工装置

文章主要介绍了几类航天上可用于连接与分离的非火工装置，如基于形状记忆合金（SMA）的连接释放装置，石蜡驱动器，低熔点材料释放装置。非火工装置具有冲击力小、无污染以及可重复使用等优点，非火工装置的这些优点正好是火工装置的不足之处，所以在不能使用火工装置的条件下可以考虑使用非火工装置。文章对接分离装置有一定的参考价值。     

强连接解锁器的研制

强连接解锁器是利用楔块承受并传递连接力,具有连接力大、解锁分离力小的结构特点,是一种新型航天火工装置。 文中详细叙述了近30年来常用的3种解锁器的发展概况、结构特点及适用场合。从这3种解锁器的性能分析比较中,可以看出,必须研制一种新型结构的解锁器,才能满足连接力大而分离力小的要求。文章还进一步介绍了强连接解锁器的主要性能、结构特点及试验结果。